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<title cf:type="text"><![CDATA[《民用飞机设计与研究》 -->本期专题：民机结构强度系列之三]]></title>
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<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用飞机增升装置载荷设计技术研究]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20200302]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[增升装置是机翼上用来改善气流状态和增加升力的一套活动面板，可在飞机起飞、着陆和低速机动飞行时增加机翼剖面弯曲度和有效迎角，因此对提升大型民用飞机的起飞和降落等低速性能，包括进场姿态有着决定性的影响。飞机在起降中一般要求尽量减小飞行速度和缩短滑行距离，同时要达到比较大的升力系数，这就意味着增升装置此时也具有较大的偏度，作用在上面的载荷也会比较大。因此，大型民用飞机增升装置的载荷计算是其设计工作中的重中之重，在民用飞机载荷设计过程中有非常重要的意义。主要介绍了民用飞机增升装置载荷的计算原理及设计方法，给出了一套襟缝翼气动和惯性载荷的工程算法。]]></description>
<pubDate>2020/10/15 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[本期专题：民机结构强度系列之三]]></category>
<author><![CDATA[刘晓晨，胡赞远]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20200302]]></guid><cfi:id>5</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
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<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[民用飞机控制律对俯仰机动平尾载荷影响分析]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20200303]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[针对中国民用航空规章第25部25.331(c)条规定的两种俯仰机动情况（非校验机动和校验机动），本文首先对两种俯仰机动条款进行理解，然后对比分析了中国民用航空规章第25部与欧洲的适航认证规范对校验机动情况存在的差异，最后对两种俯仰机动考虑控制律前后分别进行机动仿真计算，进而对飞机响应及平尾载荷计算结果进行对比分析。 计算分析结果表明：1）考虑控制律后，飞机舵面偏度变化较大，进而导致整个机动过程中飞机响应姿态以及最后的机动载荷变化较大；2）对于急剧移动操作器件的非校验机动，考虑控制律后飞机的响应姿态有所缓减，最后导致平尾载荷有所降低；3）对于相对缓慢移动操作器件的校验机动，考虑控制律后飞机的响应更为剧烈，最后导致平尾载荷有所增加。]]></description>
<pubDate>2020/10/15 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[本期专题：民机结构强度系列之三]]></category>
<author><![CDATA[阮文斌,闫中午,符梁栋]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20200303]]></guid><cfi:id>4</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
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<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[飞机螺栓双剪连接结构有限元应力分析]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20200304]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[为了设计更加高效和安全的航空航天结构元件，对螺栓连接进行精确的应力和应变分析是相当重要的。对飞机结构中广泛使用的铝合金7075T6螺栓连接板进行了有限元建模，采用单螺栓和双螺母配合的双搭接连接，在建立有限元模型后，模拟施加三个不同大小的预紧力并附加不同的纵向拉伸载荷。螺栓连接中各个部件之间的接触采用三维面面接触单元来模拟，数值分析中考虑了摩擦效应，此外，还模拟了螺栓和板之间的间隙。有限元计算结果显示，由于施加预紧力而在孔边缘附近产生有益的压应力，较高的预紧力可以显著降低在孔边缘处合成拉伸应力的大小，并且在经受纵向拉伸载荷时也能够显著降低接头处的应力水平。]]></description>
<pubDate>2020/10/15 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[本期专题：民机结构强度系列之三]]></category>
<author><![CDATA[陈彦达,李军，范振民]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20200304]]></guid><cfi:id>3</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
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<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[起落架轮轴偏角对轮毂结构强度影响分析]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20200305]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[在飞机结构设计图纸上各类零部件都以静态刚体的形式表达，起落架机轮轮轴通常设计成与地面水平的形式，在地面载荷计算与结构强度分析时也通常以图纸为准进行计算分析，但在真实的地面使用物理场景中机体结构和起落架都会在受载后产生变形，轮轴轴线将与地面产生一个偏角,或者由于制造偏差和装配偏差等原因也会产生偏角，这些因结构柔性或者制造偏差原因造成的偏角对轮轴结构强度分析过程中准确性的影响有多大，在飞机设计精确化发展趋势的今天有较大的意义。本文基于有限元方法研究了典型地面载荷工况下，通过分析相同载荷状态、不同偏角状态下，某型民用飞机主起落架轮轴轮毂结构强度的变化情况，判断计算分析中是否应考虑轮轴偏角，为后续民机相关的结构强度设计提供参考。]]></description>
<pubDate>2020/10/15 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[本期专题：民机结构强度系列之三]]></category>
<author><![CDATA[刘文斌]]></author>
<guid><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20200305]]></guid><cfi:id>2</cfi:id><cfi:read>true</cfi:read></item>
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<title xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="text"><![CDATA[一种高效的正常类飞机全机疲劳试验方法]]></title>
<link><![CDATA[https://myfj.ijournals.cn/myfjsjyyj/article/abstract/20200306]]></link>
<description xmlns:cf="http://www.microsoft.com/schemas/rss/core/2005" cf:type="html"><![CDATA[目前国内飞机结构疲劳耐久性评定通常采用规范谱和飞机典型设计任务剖面相结合来编制疲劳试验载荷谱，对全机完整结构进行考核，这将耗费巨大的成本和周期，也因此全机疲劳试验成为型号机体结构设计验证最后以及最复杂的一环。对于以经济性为主要研制要求的正常类飞机，为了推进型号研制工作和取证进度，需要缩减全机疲劳试验的成本和周期。在CA42型飞机适航取证的全机疲劳试验工作中，依据FAA认可的规范谱编制了疲劳试验谱，将疲劳考核目标由整机结构调整为机体主要承力结构，并相应简化了全机疲劳试验载荷加载方式，形成了一种高效的全机疲劳试验方法。通过该方法，CA42飞机全机疲劳试验仅耗时两月，试验成本主要为工时，有效的推进了适航取证工作，并缩减了研制成本。]]></description>
<pubDate>2020/10/15 0:00:00</pubDate>
<category><![CDATA[本期专题：民机结构强度系列之三]]></category>
<author><![CDATA[吕万韬,熊俊,赵新新]]></author>
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